GOE 462 AIRFOIL (goe462-il) Xfoil prediction polar at RE=1,000,000 Ncrit=9
| Details | Polar file |
|---|---|
|
Airfoil: GOE 462 AIRFOIL (goe462-il) Reynolds number: 1,000,000 Max Cl/Cd: 107.34 at α=6.5° Description: Mach=0 Ncrit=9 Source: Xfoil prediction Download polar: xf-goe462-il-1000000.txt Download as CSV file: xf-goe462-il-1000000.csv |
XFOIL Version 6.96
Calculated polar for: GOE 462 AIRFOIL
1 1 Reynolds number fixed Mach number fixed
xtrf = 1.000 (top) 1.000 (bottom)
Mach = 0.000 Re = 1.000 e 6 Ncrit = 9.000
alpha CL CD CDp CM Top_Xtr Bot_Xtr
------ -------- --------- --------- -------- -------- --------
-10.750 0.1460 0.10934 0.10655 -0.0852 0.7086 0.0096
-10.500 0.1541 0.10705 0.10415 -0.0860 0.6811 0.0097
-10.000 0.1703 0.10214 0.09905 -0.0874 0.6353 0.0098
-9.750 0.1804 0.10005 0.09686 -0.0878 0.6147 0.0099
-9.500 0.1910 0.09829 0.09501 -0.0882 0.5948 0.0101
-9.250 0.2022 0.09659 0.09326 -0.0887 0.5820 0.0104
-9.000 0.2125 0.09461 0.09123 -0.0894 0.5693 0.0105
-8.750 0.2231 0.09270 0.08928 -0.0900 0.5579 0.0112
-8.500 0.2332 0.09071 0.08725 -0.0907 0.5488 0.0115
-8.250 0.2415 0.08815 0.08468 -0.0917 0.5421 0.0126
-8.000 0.2501 0.08603 0.08254 -0.0924 0.5344 0.0127
-7.750 0.2590 0.08406 0.08056 -0.0930 0.5280 0.0127
-7.500 0.2660 0.08146 0.07796 -0.0933 0.5220 0.0129
-7.250 0.2767 0.07983 0.07629 -0.0932 0.5138 0.0131
-7.000 0.2867 0.07831 0.07477 -0.0932 0.5078 0.0132
-6.750 0.2953 0.07693 0.07337 -0.0929 0.5013 0.0135
-6.500 0.3064 0.07529 0.07172 -0.0935 0.4957 0.0138
-6.250 0.3193 0.07347 0.06990 -0.0945 0.4901 0.0142
-6.000 0.3325 0.07156 0.06797 -0.0957 0.4843 0.0147
-5.750 0.3472 0.06879 0.06519 -0.0988 0.4796 0.0161
-5.500 0.3639 0.06635 0.06275 -0.1015 0.4744 0.0162
-5.250 0.3788 0.06331 0.05969 -0.1038 0.4689 0.0165
-5.000 0.3963 0.06179 0.05814 -0.1047 0.4625 0.0168
-4.750 0.4150 0.06063 0.05696 -0.1056 0.4549 0.0175
-4.500 0.4350 0.05883 0.05510 -0.1077 0.4480 0.0182
-4.000 0.4899 0.05309 0.04929 -0.1175 0.4349 0.0205
-3.750 0.5180 0.05012 0.04628 -0.1219 0.4286 0.0205
-3.250 0.6947 0.02586 0.02134 -0.1751 0.4153 0.0266
-3.000 0.7209 0.02587 0.02134 -0.1749 0.4066 0.0278
-2.750 0.7674 0.02319 0.01843 -0.1818 0.3973 0.0301
-2.500 0.8123 0.02073 0.01568 -0.1878 0.3874 0.0316
-2.250 0.8501 0.01936 0.01410 -0.1911 0.3789 0.0337
-2.000 0.8814 0.01882 0.01345 -0.1923 0.3705 0.0355
-1.750 0.9130 0.01821 0.01274 -0.1936 0.3638 0.0371
-1.500 0.9450 0.01754 0.01193 -0.1949 0.3570 0.0388
-1.250 0.9746 0.01723 0.01152 -0.1955 0.3509 0.0403
-1.000 1.0030 0.01717 0.01143 -0.1955 0.3458 0.0440
-0.750 1.0342 0.01662 0.01078 -0.1966 0.3401 0.0487
-0.500 1.0633 0.01638 0.01064 -0.1970 0.3350 0.0736
-0.250 1.0909 0.01631 0.01054 -0.1970 0.3311 0.0825
0.000 1.1142 0.01688 0.01112 -0.1956 0.3270 0.0834
0.250 1.1378 0.01734 0.01157 -0.1946 0.3225 0.0842
0.500 1.1626 0.01764 0.01186 -0.1938 0.3194 0.0854
0.750 1.1975 0.01663 0.01071 -0.1958 0.3167 0.0925
1.000 1.2217 0.01702 0.01110 -0.1950 0.3136 0.0931
1.250 1.2462 0.01733 0.01140 -0.1942 0.3103 0.0938
1.500 1.2712 0.01755 0.01158 -0.1937 0.3063 0.0948
1.750 1.2970 0.01764 0.01167 -0.1934 0.3037 0.0960
2.000 1.3232 0.01772 0.01175 -0.1931 0.3016 0.0989
2.250 1.3582 0.01685 0.01074 -0.1949 0.2991 0.1043
2.500 1.3843 0.01690 0.01077 -0.1946 0.2966 0.1050
2.750 1.4100 0.01698 0.01082 -0.1943 0.2939 0.1059
3.000 1.4353 0.01710 0.01091 -0.1940 0.2906 0.1072
3.250 1.4624 0.01706 0.01083 -0.1940 0.2884 0.1094
3.500 1.4974 0.01620 0.00983 -0.1956 0.2869 0.1149
3.750 1.5235 0.01625 0.00989 -0.1954 0.2851 0.1157
4.000 1.5490 0.01635 0.00999 -0.1951 0.2828 0.1164
4.250 1.5743 0.01645 0.01009 -0.1947 0.2803 0.1175
4.500 1.5994 0.01658 0.01016 -0.1944 0.2759 0.1190
4.750 1.6270 0.01650 0.01004 -0.1945 0.2722 0.1228
5.000 1.6570 0.01614 0.00960 -0.1950 0.2698 0.1263
5.250 1.6820 0.01625 0.00971 -0.1947 0.2658 0.1270
5.500 1.7060 0.01646 0.00989 -0.1942 0.2614 0.1278
5.750 1.7303 0.01661 0.01003 -0.1938 0.2573 0.1290
6.000 1.7560 0.01665 0.01006 -0.1936 0.2516 0.1307
6.250 1.7804 0.01683 0.01013 -0.1932 0.2428 0.1341
6.500 1.8065 0.01683 0.00997 -0.1931 0.2320 0.1374
6.750 1.8248 0.01746 0.01040 -0.1919 0.2079 0.1382
7.000 1.8174 0.02014 0.01261 -0.1869 0.1422 0.1420
7.250 1.7903 0.02348 0.01551 -0.1789 0.0633 0.1421
7.500 1.7812 0.02518 0.01714 -0.1735 0.0177 0.1429
7.750 1.7948 0.02575 0.01773 -0.1717 0.0152 0.1435
8.000 1.8113 0.02616 0.01812 -0.1704 0.0145 0.1404
8.250 1.8223 0.02694 0.01895 -0.1684 0.0138 0.1410
8.500 1.8315 0.02789 0.01995 -0.1664 0.0130 0.1419
8.750 1.8378 0.02913 0.02128 -0.1643 0.0120 0.1431
9.000 1.8442 0.03048 0.02269 -0.1624 0.0116 0.1456
9.250 1.8523 0.03178 0.02403 -0.1608 0.0112 0.1469
9.500 1.8584 0.03334 0.02563 -0.1593 0.0108 0.1476
9.750 1.8632 0.03513 0.02748 -0.1579 0.0105 0.1485
10.000 1.8678 0.03704 0.02944 -0.1568 0.0101 0.1494
10.250 1.8685 0.03944 0.03193 -0.1556 0.0098 0.1499
10.500 1.8667 0.04227 0.03486 -0.1546 0.0095 0.1503
10.750 1.8614 0.04568 0.03838 -0.1537 0.0092 0.1507
11.000 1.8493 0.05019 0.04305 -0.1532 0.0089 0.1509
11.250 1.8342 0.05542 0.04845 -0.1531 0.0087 0.1512
11.500 1.8312 0.05920 0.05231 -0.1532 0.0085 0.1516
11.750 1.8234 0.06381 0.05704 -0.1536 0.0084 0.1520
12.000 1.8124 0.06906 0.06242 -0.1542 0.0083 0.1524
12.250 1.7993 0.07483 0.06832 -0.1550 0.0082 0.1528
12.500 1.7844 0.08100 0.07462 -0.1561 0.0081 0.1532
12.750 1.7676 0.08765 0.08142 -0.1574 0.0080 0.1535
13.000 1.7506 0.09450 0.08840 -0.1589 0.0079 0.1540
13.250 1.7335 0.10151 0.09554 -0.1606 0.0079 0.1544
|
Polar data table (+)
Polar graphs
<< Back to GOE 462 AIRFOIL (goe462-il)